05第五章 固体火箭发动机结构设计-2010年
多脉冲固体火箭发动机
多脉冲固体火箭发动机
1. 多脉冲原理，多脉冲固体火箭发动机的设计思想是通过在燃
烧室内设置多个燃烧室或者燃烧孔，使得推进剂在燃烧过程中产生
多个脉冲。
这种设计可以改变推进剂的燃烧速度和燃烧时间，从而
实现对火箭发动机推力和工作时间的控制。
2. 优点：多脉冲固体火箭发动机相比传统的单脉冲固体火箭发
动机具有以下优点：
推力调节能力强，通过控制不同燃烧室或燃烧孔的燃烧程度
和时间，可以实现对推力的精确调节，满足不同任务的需求。
提高火箭的适应性，多脉冲发动机可以适应不同的任务需求，如改变轨道高度、轨道倾角等，提高了火箭的灵活性和适应性。
减少结构负荷，多脉冲发动机可以减少火箭在发射过程中的
结构负荷，提高火箭的可靠性和安全性。
3. 应用领域，多脉冲固体火箭发动机主要应用于一些特殊任务，如轨道交会、星际探测等。
由于其推力调节能力强，可以精确控制
火箭的运行轨迹和速度，因此在这些任务中能够发挥重要作用。
4. 技术挑战，多脉冲固体火箭发动机的设计和制造相对复杂，需要解决多个燃烧室或燃烧孔之间的协调问题，确保各个脉冲的产生和传播能够协调一致。
此外，多脉冲发动机还需要解决燃烧过程中的热管理问题，以避免过高的温度对发动机产生不利影响。
总结起来，多脉冲固体火箭发动机是一种通过控制燃烧室或燃烧孔来产生多个脉冲的火箭发动机。
它具有推力调节能力强、适应性高等优点，主要应用于一些特殊任务。
然而，该技术还存在着一些挑战，需要解决相关的设计和制造问题。
固体火箭发动机设计Rocket
• 工作条件 • 金属丝的几何尺寸 • 金属丝的表面状况
固体火箭发动机设计复习题及答案
Black∗ December 11, 2012
1 第一章
1.1 比冲和总冲的定义？
总 冲 量I用 发 动 机 推 力F 对 时 间 变 量t在 整 个 发 动 机 工 作 时 间ta区间的积分来表示,即
ta
I = F dt
(1)
0
比冲量Isp表示单位重量推进剂所能产生的冲量,即
2.14 金属丝的根数和埋置位置主要影响什么？
它们主要影响发动机工作的起始段和尾段，以及剩药量。
2.4 星形药柱的设计参量有哪些？
星形药柱的几何参量有：药柱外径D、药柱肉后e1、药柱长 度L。还有星空参数：星角数n、星边夹角θ、角度系数ε、过渡 圆弧半径r以及星角圆弧半径r1等。
设计参量有：燃烧面积、通气面积、剩药面积
为了反应推进剂的应力松弛效应，通常采用广义马克斯韦尔 模型来模拟推进剂的力学性质。应力松弛模量用下式表示：
n
t
E(t) = Ee + i=1 Ei exp(− τi )
(7)
连接结构可以分为可拆和不可拆分两大类。属于前者的有螺 纹连接、螺柱连接、卡环连接和销钉连接等；后者则有焊接、 铆接、过盈配合和粘结等。
1.13 确定发动机工作压力的原则有哪些?
通常可以按照如下原则来选择发动机工作压力： • 要保证推进剂能正常燃烧； • 要使重量比冲尽可能大； • 要考虑工作时间的要求。
基于数据库技术的固体火箭发动机结构优化设计方法
Ｓ ｒ ｃ ｕｒ ｌｏ ｔｍ ｉ ａ ｏ ｆ ｓ ｌｄ ｒ ｃ ｅ ｏ ｏ ｔ ｕ ｔ ａ ｐ ｉ ｚ ｔ ｎ ｏ ｏ ｉ ｏ ｋ ｔｍ ｔ ｒ ｉ
ｂ ｓ ｄ ｏ ａ ａ ａ ｅ ｔｃ ｎ ｌｇ ａ ｅ ｎ ｄ ｔ ｂ ｓ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ
Ｗ ＡＮＧ ｎ， Ｕ ｎ ＣＡＩＴｉｍｉ Ｋｕ ＬＩ Ｙａ ｇ， — ｎ
Ｓ Ｍ 的各结 构部 件 往 往 承受 复杂 的载 荷 与 环境 。 Ｒ
数据 库 和 Ｃ Ｅ技术 的 结 合 也 越 来 越 紧密 。在 结 构 优 Ａ 化中， 充分 发挥 数据 库 的数 据经 验积 累 和智 能 检索 ， 以
Ａ 是提 高 结 构设 因此 ， 合理选 材 成为结 构设 计 的关 键 环节 。近年 来 ， 随 及 Ｃ Ｅ仿 真分 析快 速高 效 的综 合优 势 ， 着复合 材 料 技 术 快 速 发 展 ， 种 新 型 材 料 不 断 用 于 计 水平 的必然选 择 。 各 Ｓ Ｍ结 构设 计 ， 炭纤 维增 韧 复合材 料 已用 于 Ｓ Ｍ 的 Ｒ 如 Ｒ 文 中针对 固体 火 箭 发 动 机 的结 构 设 计 问题 ， 出 提 壳体等部位 ，／ ＪＣ Ｃ复合材料己广泛用于 Ｓ Ｍ 喷管的 了基 于材料 数据 库 和结 构数 据库 的优 化设 计思 想 。 Ｒ 各个 部位 ＪＣ ＳＣ、ｉ／ ｉ 陶瓷基 复合 材 料也 陆续 ，／ ｉ ＳＣ ＳＣ等 进 行发 动机试 车 ， 并将 逐 步用 于 Ｓ Ｍ 的喷 管 、 Ｒ 导 １ 固体 火箭发动机结构优化设计 的基本 思路 固体 火箭 发 动机 的结 构优 化是 在 满足 一定 的设计
（ ｃｏｌ ｆ ｅｏｐｃ ，Ｎ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏｙ ｃ ｉ ａ Ｕ ｉ ｒｉ ， ｉｎ ７０ ７ ， ｈｎ ） Ｓ ｈｏ ｏ ｒｓａｅ ｏｔ ｅｔ ｎＰｌｔ ｈｎ ｌ ｎｖ ｓｙ Ｘ ｂ １０ ２ Ｃ ｉ Ａ ｈ ｅ ｅ ｃ ｅ ｔ ￣ ａ
固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析
方法与实验
进行固体火箭发动机可靠性增长试验的方法主要包括实验设计和数据采集。 在实验设计阶段，需要根据初步的有限元分析和蒙特卡洛分析，制定相应的实验 方案，包括实验条件、实验步骤和实验周期等。在数据采集阶段，需要利用各种 传感器和测试设备，实时采集实验过程中的各种数据，如压力、温度、振动等， 以供后续分析使用。
尽管计算机辅助设计技术在固体火箭发动机结构可靠性分析中得到了广泛应 用，但仍存在一些问题和挑战。例如，如何提高数值计算的精度和效率，如何实 现发动机结构的多尺度模拟和分析，以及如何设计出更具有可靠性和安全性的发 动机结构等。因此，未来需要进一步开展相关研究，以推动固体火箭发动机结构 设计技术的发展。
Hale Waihona Puke 1、优化设计：通过优化药柱的设计，提高其可靠性和稳定性。例如，优化 药柱的几何形状、选用高强度材料等措施可以提高药柱的抗疲劳性能和稳定性。
2、提高制造和装配精度：通过提高制造和装配过程中的精度，减少误差， 可以提高药柱的可靠性。例如，采用先进的加工设备和工艺方法，对装配过程进 行严格的质量控制等措施可以降低误差。
3、加强使用和维护：通过正确的使用和维护，可以延长药柱的寿命，提高 其可靠性。例如，定期检查、维护和更换药柱，避免超负荷或不当使用等措施可 以降低药柱故障的风险。
参考内容
本次演示旨在探讨固体火箭发动机结构可靠性的计算机辅助设计研究。首先， 我们将概述固体火箭发动机的基本结构和设计原则，然后介绍计算机辅助设计技 术在发动机结构可靠性分析中的应用，最后讨论未来研究方向和挑战。
谢谢观看
结果与分析
通过对实验数据的分析，可以得出固体火箭发动机在不同工况下的性能表现 和可靠性水平。通过对这些数据的分析和比较，可以评估出固体火箭发动机的薄 弱环节和潜在故障模式，进而针对性地提出可靠性增长方案。此外，通过对实验 结果的分析，还可以进一步优化实验方案，提高实验的效率和准确性。
一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析
一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析摘要：本文论述了固体火箭发动机设计优化和参数分析。
首先，对固体火箭发动机设计进行了介绍，并就设计优化和参数分析进行了详细阐述。
其次，介绍了用于优化固体火箭发动机设计的一些有效方法，并基于实际工程研究分析了它们的可行性。
最后，提出了将这些技术应用于固体火箭发动机设计的可能性和未来的发展方向。
关键词：固体火箭发动机、设计优化、参数分析、有效方法正文：1.简介：固体火箭发动机是一种可利用固态成分发动机，其重要特点在于使用固体材料以及稳定的工作状态进行燃烧。
由于它具有可控的压力状态、可调的燃烧速率以及较长的燃烧时间，因此它已被广泛应用于航天[1]。
但是，该类发动机的设计优化和参数分析一直是一个复杂的问题，因此有必要进一步研究。
2.设计优化和参数分析：考虑到固体火箭发动机的优化设计，可以选择不同的构型参数进行优化，如推进剂种类和表面结构等。
具体而言，可以采用基于多目标决策的优化方法来对器件进行优化，以满足多个推进系统参数，并使发动机具有最优性能。
此外，可以通过计算流体力学模拟来分析其参数，如泄放压力和燃气流量等，为设计优化提供科学的依据。
3.有效方法：为了尽可能地利用固体火箭发动机的最大潜力，可以采用一些有效方法来优化设计。
例如，采用多目标遗传算法，可以有效地解决多目标决策问题；采用模糊微分进化算法可以优化表面结构，以提高发动机的性能；采用解耦分子动力学方法可以评估推进剂分子结构之间的相互作用，以确定最佳燃烧情况。
4.结论：从上述研究可以得出结论，固体火箭发动机的设计优化和参数分析必须采用先进的方法，以达到最优化的设计效果。
考虑到未来的发展，有必要继续开发更加实用的有效方法，以提高固体火箭发动机的性能，并开发新型火箭发动机。
应用固体火箭发动机的主要方面在于航天飞行，它是迄今为止应用最广泛的固体火箭发动机。
它在技术上的应用主要分两大类：一是固体火箭发动机的安全性，二是性能优化。
固体火箭发动机喷管的结构设计与性能仿真
（ １ ． Ｓ ｃ ｈ ｏ ｏ ｌ ｏ ｆ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ， Ｘ ｉ ’ ａ ｌ ｌ Ａ ｅ ｒ ｏ ｎ ａ ｕ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ， Ｘ ｉ ’ ａ ｎ ７ １ ０ ０ ７ ７ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ；
Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｔｈ ｅ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｉ ｓ ａ ｎ ｉ ｍｐ ｏ ｒ ｔ ａ ｎ ｔ ｐ ａ ｒ ｔ ｏ ｆ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｍｏ ｔ ｏ ｒ ｔ ｈ ｒ ｕ ｓ ｔ ｖ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ， ｅ ｉｃ ｆ ｉ ｅ ｎ ｔ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｉ ｓ ｃ ｕｃ ｒ ｉ ａ ｌ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｐ ｅ ｒ －
中图分类 号 ： Ｔ Ｐ ３ ９ 文献标 识码 ： Ａ 文章编 号 ： １ ６ ７ ３ － ６ ２ ９ Ｘ（ ２ ０ １ ５ ） ０ ８ － ０ １ ８ ８ － ０ ６
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ６ ７ ３ — ６ ２ ９ Ｘ． ２ ０ １ ５ ． ０ ８ ． ０ ４ ０
ｍｅ ｃ ｈ ｎｉ ａ ｓ ｍ ｍｏ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｉ ｔ ｏ ｎ ｏ ｆ ｓ ｐ ｈ ｅ ｉ ｒ ｃ ｌ ａ ｊ ｏ ｉ ｎ ｔ ． Ｆ ｌ ｅ ｘ ｉ ｂ ｌ ｅ ｎ ｏ ｚ ｚ ｌ ｅ ｏ ｆ ｍｅ ｃｈ ｎｉ ａ ｓ ｍ ｍｏ ｉ ｔ ｏ ｎ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｓ ｃ ｏ ｎ ｄ ｕ ｃ ｔ ｅ ｄ ｂ ｙ Ａ ＮＳ Ｙ Ｓ ＷＯ ＲＫ Ｂ Ｅ Ｎ Ｃ Ｈ
结 构设计 软件 Ｃ Ａ Ｔ Ｉ Ａ Ｖ ５ 设计 了某 球形接 头柔 性 固体 火箭 发动机 喷管 的运动 机构 ， 确 定 了其喷管 的零部 件 组成 、 材料 和设
固体火箭发动机设计复习题
田辉
Beijing Univ. of Aero. and Astro., Beijing, 100083, China
第一章 总体设计
画简图说明固体火箭发动机的典 型结构。 固体火箭发动机的质量比是什么？ 什么是质量比冲？ 固体火箭发动机总体设计的任务 是什么？ 请写出齐奥尔科夫斯基公式。 举出两种实现单室双推力的方案。 什么是最佳长径比？
第四章 喷管设计
喷管设计主要包括几个部分？ 喷管热防护材料分为哪两种？ 什么是可延伸出口锥？ 可调节喷管（带有梨形体）的调节原 理？如何计算？ 推力向量控制装置分为几类，举出几 种典型的推力矢量控制装置以及对轴 向推力的影响？
第五章 点火装置设计
什么是发动机的点火延迟时间和药柱 点火延迟期，影响药柱点火延迟期的 因素有哪些？ 什么是发动机的点火压强峰？影响因 素有哪些？ 电发火管的构造？什么是电发火管的 最小发火电流和最大安全电流？ 点火药的种类及其比较。 为什么要采用点火发动机？通常采用 的点火发动机药柱具有什么特点？
第二章 药柱设计
什么是肉厚分数？ 什么是装填密度、装填分数、体积装 填分数？ 星形装药燃面变化规律与几何参数的 关系？ 单根管状装药的设计过程？如何计算？ 什么是线性粘弹性？ 什么是时温等效原理？
பைடு நூலகம்
第三章 燃烧室设计
固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和 功用。 发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？ 发动机燃烧室金属壳体应力分析的过程？ 连接处力的平衡方程和变形协调方程是什 么？ 什么是网格理论？并利用网格理论对单一 螺旋缠绕和螺旋加环向缠绕进行应力分析。 内绝热层的炭化率的大小对绝热层的影响？
固体火箭发动机潜入和非潜入喷管内流场模拟及对比
固体火箭发动机潜入和非潜入喷管①内流场模拟及对比魏 超 ,侯 晓 ,李岩芳(中国航天科技集团公司四院 ,西安 710025)摘要 :利用 FLU E N T 流场计算软件 ,对采用潜入和非潜入喷管 的全尺寸固体发动机 ,采用二维轴对称模型和准定常方法进行 了内流场模拟计算和对比分析 。
结果表明 ,喷管潜入结构可有 效地降低发动机后封头壁面附近的燃气速度 ,从而比非潜入发动机有更好的热防护环境 ; 两种发动机在燃烧室内压强 、速度 和温度分布大致相同 ,非潜入喷管发动机在喷管出口轴线处燃 气速度比潜入喷管发动机的大 ,而温度和压强较低 。
关键词 :固体推进剂火箭发动机 ; 内流场模拟 ; 潜入喷管 ; 非潜 入喷管也带来一些问题 。
喷管的前部分潜入发动机燃烧室后 部 ,导致喷管和与其相配合的发动机对接部分 ,与非潜入式喷管和发动机的相应部分结构产生差异 [ 1 , 2 ], 使 发动机的内流场也发生变化 ,由此必然给发动机的性 能和安全性等带来影响 。
近年来 ,国内外关于固体发 动机燃烧室 2喷管一体化流场模拟的文献较多 : 如文献 [ 3 ]采用 贴 体 坐 标 系 统 生 成 计 算 网 格 , 对 气 相 采 用 M a cCo r m a ck 显式差分格式 ,对颗粒相采用特征线法 , 应用时间相关法对燃烧室喷管内两相流场进行了一体 化数值模拟 ; 文 献 [ 4 ]采 用 S I M P L E 算 法 的 可 压 缩 形 式 ,在非交错的配置网格基础上用有限体积法离散 N 2S 方程 ,采用强隐式算法 ( S I P ) 求解线性代数方程组 ,采用边界标志法实现复杂几何形状下的多区域统一计 算 ,采用喷管外型逼近法保障计算稳定性对固体火箭 发动机燃烧室喷管内的全速度统一流场进行求解 ; 文 献 [ 5 ]利用 FLU E N T 计算流体软件的分离解算器 , 采用多种 湍 流 模 型 (标 准 κ2ε模 型 、R N G κ2ε模 型 和R S M 雷诺应力模型 ) 对燃烧室 2喷管一体化流场 进 行了二维轴对称准定常模拟 。